DE69217844T2 - Verfahren und Gerät zur Steuerung eines Satellitensonnenkollektors mittels eines Sonnensensors - Google Patents

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG 1. Technischer Bereich
• Diese Erfindung offenbart im allgemeinen ein Verfahren zum Positionieren eines Sonnensegels eines Satelliten relativ im Bezug auf die Sonne, und insbesondere ein Verfahren zum Positionieren eines Sonnensegels eines Satelliten einschließlich Kompensieren der Ephemeridenbewegung der Sonne mittels eines Sonnensensors auf dem Körper des Satelliten.
2. Diskussion
• Ein Synchronorbit um die Erde ist, wie es im Fachgebiet bekannt ist, der Orbit bzw. die Umlaufbahn um die Erde, bei dem bzw. der ein Satellit oder ein Raumschiff über einen spezifischen Ort auf der Erde fixiert bleiben wird. Dieser Orbit befindet sich bei einem Abstand von ungefähr 22400 Meilen über der Erde. In diesem Orbit kann ein Strahl, wie z.B. ein Kommunikationsstrahl, von dem Satelliten über einem gewünschten Gebiet auf der Erde gehalten werden, wie z.B. einem bestimmten Land, wodurch ein Gebiet geschaffen wird, das den Strahl empfangen wird. Um in einem Synchronorbit zu bleiben, ist es notwendig, daß sich der Satellit in einem Orbit befindet, der bei dem gewünschten Abstand im wesentlichen innerhalb der Äquatorebene der Erde liegt, und daß die Lage des Satelliten senkrecht zu dieser Ebene orientiert ist. Jede Abweichung oder Störung, welche bewirkt, daß der Satellit seine Antenne von einem Hauptstrahlrichtungsort auf der Erde wegrichtet, tendiert dazu, das Bedeckungsgebiet des Strahles zu beeinflussen, und erzeugt folglich unerwünschte Resultate. Viele verschiedene Kräfte wirken auf den Satelliten ein, welche dazu tendieren, die Antennenzeigerichtung bzw. Antennenausrichtung des Satelliten zu ändern.
• Als ein an erster Stelle stehendes Verfahren, um den Effekten der verschiedenen auf den Satelliten einwirkenden Kräfte entgegenzuwirken, ist es bekannt, die Lage des Satelliten zu stabilisieren, indem man einen Drehvorimpuls bzw. Drehbiasimpuls bereitstellt, der Änderungen in der Orientierung des Satelliten infolge externer Kräfte quer zu der Vorimpulsachse bzw. Biasimpulsachse widersteht. Satelliten, die diese Technik verwenden, werden allgemein als "Impulsbias"-Satelliten bezeichnet. Drehimpulsbias wird üblicherweise mittels einer Anzahl von Impuls- oder Reaktionsrädern bereitgestellt, die wenigstens einen Teil des Satelliten rotieren lassen. Die Biasachse, die durch die Drehung der Impulsräder bzw. Impulsscheiben gesetzt wird, ist im allgemeinen senkrecht zu der Richtung des Orbits bzw. der Umlaufbahn des Satelliten. Obwohl der Vorimpuls Änderungen in der Orientierung des Satelliten in Richtungen quer zu der Vorimpulsachse widersteht, ist es noch notwendig, eine Regelung zum Korrigieren der Variationen in der Orientierung des Satelliten entlang der Biasachse bereitzustellen. Verschiedene Verfahren zum Regeln der Lage des Satelliten, wie z.B. Rückkopplungsschleifen, sind im Fachgebiet bekannt.
• Bei den meisten Vorimpuls bzw. Biasimpulssatelliten ist die Satellitennutzlast, d.h. der Teil des Satelliten, der wenigstens die Antenne trägt, anders orientiert als das Impulsrad. Es ist folglich notwendig, Mittel zum Korrigieren der Orientierung der Nutzlast in Bezug auf die Orientierung der Impulslage bereitzustellen. Typischerweise wird die Nutzlast des Satelliten in drei Achsen definiert, die als Gierachse, Schlingerachse und Stampfachse bezeichnet werden. Falls sich der Satellit in einem Synchronorbit befindet, so ist, wie es im Fachgebiet allgemein bekannt ist, die Gierachse allgemein von dem Satelliten zum Mittelpunkt der Erde gerichtet, die Stampfachse allgemein normal bzw. senkrecht zu der Ebene des Orbits des Satelliten gerichtet, und die Schlingerachse allgemein senkrecht zu den Gier- und Stampfachsen, in einer Richtung der Fortbewegung des Satelliten, gerichtet.
• Satelliten des oben diskutierten Typs weisen im allgemeinen Sonnensegel auf, um die Energie zu erzeugen, die notwendig ist, um die verschiedenen elektrischen Systeme auf dem Satelliten zu betreiben. Es ist allgemein bekannt, daß die Solarpanele auf den Sonnensegeln für maximale Effizienz senkrecht zu der Richtung der hereinkommenden Lichtstrahlen von der Sonne sein müssen. Jedoch verändert sich bei einer geosynchronen Höhe die scheinbare azimutale Position der Sonne, d.h. der Winkel um die Satellitenstampfachse zwischen der Sonne und dem Erdmittelpunkt, wie zur selben Tageszeit gemessen, verändert sich jahreszeitlich bis zu ungefähr ± 4,5º. Falls diese Änderung in der Position der Sonne relativ zu den Sonnensegeln des Satelliten nicht korrigiert wird, tritt eine beträchtliche Verringerung der Effizienz der Energiesammlung durch die Sonnensegel über die Zeit hinweg infolge der Tatsache, daß die Lichtstrahlen diese Sonnensegel unter einem beträchtlichen Winkel von der Normalen treffen werden, auf.
• Die Sonnensegelsteuermechanismen auf Satelliten nach dem Stand der Technik weisen im allgemeinen nur Mittel zum Verfolgen der Sonne bei einer konstanten Geschwindigkeit auf. Folglich hat dies, wie oben diskutiert, gewisse Nachführungsfehler infolge der Ephemeridenbewegung der Sonne ermöglicht, dadurch, daß die normale Nachführungsgeschwindigkeit diese Bewegung nicht in Betracht zieht. Bei diesen Arten von Systemen ist es allgemein erforderlich gewesen, daß das Registrieren und Einstellen der Segelposition relativ in Bezug auf die Sonne von einem Ort am Boden aus gemacht wurde, um diese Bewegung zu korrigieren bzw. zu kompensieren. Dieser Prozeß stellt ein teures Eingreifen in den Satelliten dar, was nicht vorkommen sollte.
• Patent Abstracts of Japan, Vol. 13, Nr. 567 (M-908) (3915), 15. Dezember 1989, und JP-A-1237296, 21. September 1989, offenbaren ein Satellitensystem zum Beibehalten einer erwünschten Orientierung von Sonnensegeln, das Antriebsvorrichtungen für die Rotation eines Schaufelrahmens und Solarsensoren aufweist.
• WO-A-9209479 stellt ein Dokument im Stand der Technik gemäß Art. 54(3) EPC dar, und gemäß Art. 56 EPC ist sein Inhalt nur im Hinblick auf Neuheit in Betracht zu ziehen. WO-A-9209479 offenbart ein Satellitensystem zum Beibehalten einer erwünschten Orientierung von Sonnensegeln, das einen Bordcomputer, ein Lageerfassungssystem, ein Lagekontrollsystem und eine Vorrichtung zur Kippsteuerung der Sonnensegel aufweist.
• Was folglich benötigt wird, ist ein System zur automatischen Steuerung bzw. Regelung der erwünschten Position der Sonnensegel eines Satelliten mittels eines Sensors auf dem Satelliten, ohne irgendeine Einmischung von einer Bodenstation. Es ist dementsprechend eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, solch ein System bereitzustellen.
KURZFASSUNG DER ERFINDUNG
• Offenbart ist ein Verfahren und eine Vorrichtung, um die Sonnensegel eines sich auf einer Umlaufbahn bewegenden bzw. in einem Orbit befindlichen Satelliten nominell Sonnen-normal zu halten, indem Sonnensensoren auf dem Körper des Satelliten enthalten bzw. angebracht sind. Insbesondere liefert ein Stampferfassungssonnenschlitzsensor (so genannt, weil dieser Sensor ebenfalls dazu verwendet wird, die Raumschifflage um die Stampfachse zu erfassen) eine Einmal-pro-Tag-Messung des Stampfwinkels des Satelliten in Bezug auf die Sonne. In einer bevorzugten Ausführungsform gibt es zwei Sonnenschlitzsensoren, die entlang der Stampfachse des Satelliten angebracht sind. Diese Sensoren besitzen Sichtfelder in der Ebene, die durch die Schlinger- und Stampfachsen des Satelliten definiert wird, und sind entlang der positiven Satellitenschlingerachse gerichtet. Die Kombination dieser Sensoren stellt eine Körper-Sonne-Winkelmessung bereit, wenn die positive Satellitenschlingerachse über die Projektion der Sonne auf die Erdäquatorebene hinausgeht. Dieses Phänomen tritt einmal pro Tag auf. Zusätzlich wird die Position eines jeden Sonnensegels in Bezug auf den Körper des Satelliten verfolgt, indem die Position eines Sonnensegelantriebsmechansimus bestimmt wird, um eine Körper-Segel-Winkelmessung zu liefern. Diese Messungen werden verwendet, um die Schätzwerte der Körper-Sonne- und Körper-Segel-Winkel zu aktualisieren, welche nahezu kontinuierlich in der Zeit propagieren.
• Für jedes der Satellitensegel wird der Körper-Sonne- Winkelschätzwert von dem Körper-Segel-Winkelschätzwert subtrahiert, womit man eine geschätzte Offset-Position eines jeden Sonnensegels in Bezug auf die Sonne erhält. Dieser geschätzte Offset wird mit dem erwünschten Offset verglichen, um einen Offset-Fehler zu berechnen. Eine dem Fehler proportionale Segelschwenkungsgeschwindigkeit wird dann befohlen bis der Fehlerwinkel null ist. Auf diese Weise wird eine Sonnensegelsteuerung auf eine Regelkreisweise erreicht, indem die Einmal-pro-Tag-Sonnensensormessung verwendet wird, um die richtige Sonnensegelposition relativ zu der Sonne zu bestimmen.
• Zusätzliche Aufgaben, Vorteile und Merkmale der vorliegenden Erfindung werden von der folgenden Beschreibung und den beigefügten Ansprüchen offensichtlich werden, im Zusammenhang mit den beigefügten Zeichnungen.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
• Figur 1 ist ein Diagramm, das das Positionieren eines sich in einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten relativ zu der Erde und der Sonne zeigt;
• Figur 2 ist ein Diagramm der Position der Sonne zu verschiedenen Zeiten des Jahres relativ zu dem Satelliten; und
• Figur 3 ist ein Blockdiagramm, das die Sonnensegeleinstellungstechnik gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM
• Die folgende Diskussion der bevorzugten Ausführungsformen, die das Verfolgen bzw. Nachführen der Sonnensegel eines Satelliten betrifft, ist ihrer Natur nach nur beispielhaft und auf keinen Fall dazu gedacht, die Erfindung oder ihre Anwendungen oder Verwendungen einzuschränken.
• Bevor mit den Einzelheiten der Erfindung weitergemacht wird, mag es hilfreich sein, einen Überblick über den Typ von Satellit zu bekommen, der die Erfindung enthalten kann. Um dieses Verständnis zu bekommen, wende man sich zuerst Figur 1 zu. In Figur 1 ist die Beziehung eines Impulsbiassatelliten 10 auf einer Umlaufbahn um die Erde 20 und relativ zu der Sonne 22 zeigt. Der Satellit 10 weist einen Satellitenzentralkörper 12 auf, der hier als ein Kubus bzw. Würfel dargestellt ist. Dadurch, daß der Körper 12 des Satelliten 10 als ein Kubus dargestellt wird, ist es einfacher, sich die Koordinaten der Gier-, Schlinger- und Stampfachsen des Satelliten zu vergegenwärtigen. Wie oben diskutiert wurde, ist die Gierachse die Achse, die von der Lage des Satellitenkörpers 12 zum Mittelpunkt der Erde 20 gerichtet ist, die Stampfachse ist senkrecht bzw. normal zu dem Orbit des Satelliten 10 und senkrecht bzw. normal zu der Gierachse gerichtet, und die Schlingerachse ist senkrecht zu den Gier- und Stampfachsen, in einer Richtung entlang der Fortbewegung des Satelliten 10 gerichtet. Jede dieser Achsen ist auf eine richtungsweisende Art in Figur 1 gezeigt.
• Der Satellit 10 weist ein Impulsrad bzw. eine Impulsscheibe 14 auf, das bzw. die sich in einer bestimmten Richtung dreht, hier, wie gezeigt, im Uhrzeigersinn, um den Satelliten 10 in seinem Orbit bzw. seiner Umlaufbahn zu stabilisieren. Die Rotationsachse des Impulsrades 14 ist im allgemeinen parallel zur Stampfachse des Satellitenkörpers 12. Das Impulsrad 14 ist typischerweise getrennt von der Referenz des Satellitenkörpers 12 orientiert. In einem Beispiel wird die Orientierung des Impulsrades 14 auf einem 2- Achsen-Kardanrahmen sein. Das Impulsrad 14, in diesem Beispiel, ist ein Aktuator, der die Lage des Satelliten einstellt und beibehält. Die Stampfachse und Impulsachse würden im wesentlichen senkrecht zu der Äquatorebene der Erde 20 orientiert sein, falls sich der Satellit 10 in einem Synchronorbit befände.
• Der Satellit 10 weist des weiteren eine Gruppe von integrierenden Gyroskopen und einen thermophilen Erdsensor 24 auf. Integrierende Gyroskope werden allgemein verwendet, um den Satelliten 10 in einer wünschenswerten Konfiguration zu orientieren, wenn der Satellit 10 seine geosysnchrone Höhe erreicht, wie es im Fachgebiet bekannt ist. Im normalen Betrieb des Satelliten 10 würden integrierende Gyroskope 18 nicht verwendet werden. Der Erdsensor 24, manchmal als ein Horizontsensor bezeichnet, registriert den Horizont der Erde, um ein Inertialsystem für die richtige bzw. die geeignete Orientierung des Satelliten 10 einzurichten. Ein Erdsensor wird typischerweise die Orientierung des Satelliten in den Schlinger- und Stampfrichtungen messen. Andere Arten von Sensoren, einschließlich Sternensensoren, Sonnensensoren, Gyroskope und Bodenfunkfeuersensoren, aber nicht darauf beschränkt, könnten ebenfalls die notwendige Registrierung bzw. Erfassung der Lage des Satelliten bereitstellen. Von dem Satellitenkörper 12 stehen Doppelsonnensegel 16 und 17 hervor, die hier in einem abgeschnittenen Format gezeigt sind. Die Sonnensegel 16 und 17 sind senkrecht zu den Strahlen der Sonne gerichtet, um die notwendige Energie den elektrischen Systemen auf dem Satelliten 10 bereitzustellen bzw. zu liefern.
• In einem Synchronorbit gibt es zwei grundlegende Effekte, die bestimmen, wie sich die Sonne in Bezug auf die Sonnensegel 16 und 17 des Satelliten 10 bewegt. Der erste Effekt wird durch die Exzentrizität des Orbits bzw. der Umlaufbahn der Erde um die Sonne verursacht. Als eine Folge der Umlaufbahn- bzw. Orbitexzentrizität von dem Orbitbezugssystem scheint die Sonne sich nach rechts zu bewegen, sich dann umzukehren und nach links zu bewegen, und dann wieder zurück nach rechts. In Bezug auf einen fixierten Synchronorbit über der Erde scheint die Sonne in der horizontalen Ebene der Umlaufbahn mit einer Amplitude von ungefähr 1,8º über eine Dauer von einem Jahr zu oszillieren. Wenn sich die Erde näher zu der Sonne hinbewegt, wird ihre potentielle Energie in einen Zuwachs an kinetischer Energie umgewandelt. Relativ in Bezug auf einen geosynchronen Satelliten stellt diese Zunahme an Geschwindigkeit eine Bewegung der Sonne nach links dar. Eine Abnahme an Geschwindigkeit, wenn sich die Erde von der Sonne weg bewegt, bewirkt, daß sich die Sonne nach rechts bewegt. In dieser Hinsicht scheint sich die Bewegung der Sonne zweimal pro Jahr in Folge der Tatsache, daß sich die Erde der Sonne während eines Umlaufs um die Sonne herum zweimal nähert und von ihr zurückweicht, selbst umzukehren. Falls diese Bewegung nicht kompensiert wird, führt die periodische Winkelbewegung der Sonne zu Fehlern in der Sonnensegelausrichtung in Bezug auf die Sonne und folglich zu einem Verlust an Solarenergie. Die exzentrische Umlaufbahn bzw. der exzentrische Orbit der Erde führt zu einem Segelausrichtungsfehler bzw. Segelmißweisungsfehler von ungefähr 1,8 sin(L + 13,4)º, wobei L der Längenwinkel der Sonne ist.
• Der zweite Effekt wird von der Neigung bzw. Inklination der Erdachse relativ in Bezug auf die Ebene der Umlaufbahn der Erde um die Sonne verursacht. Aufgrund der Kippung bzw. Schrägstellung der Rotationsachse der Erde bewegt sich die Sonne in einem einzelnen Jahr oberhalb der Drehebene der Erde und bewegt sich dann unterhalb der Drehebene der Erde. Die maximale Position der Sonne über der Umlaufbahnebene wird als Sommersonnenwende bezeichnet, während die maximale Position der Sonne unterhalb der Ebene der Umlaufbahn als Wintersonnenwende bezeichnet wird. Zusätzlich wird die Position der Sonne, wenn sie die Ebene der Umlaufbahn der Erde von unterhalb kreuzt, Frühlings-Tagundnachtgleiche genannt, und die Position der Sonne, wenn sie die Erdumlaufbahnebene von oberhalb kreuzt, wird als Herbst-Tagundnachtgleiche bezeichnet.
• Als eine Kombination dieser zwei Effekte, scheint sich die Sonne im Muster einer Zahl 8 relativ in Bezug auf die Position des Satelliten zu bewegen, wie in Figur 2 dargestellt. Punkt A auf Figur 2 repräsentiert die Frühlings- und Herbst-Tagundnachtgleichen, Punkt B repräsentiert die Wintersonnenwende und Punkt C repräsentiert die Sommersonnenwende. Auf diese Weise beginnt die Bewegung der Sonne bei Punkt A und bewegt sich unterhalb der Drehebene der Erde zu Punkt C. Während die Sonne zu Punkt C heruntersinkt, scheint sie sich nach links zu bewegen, dann nach rechts. In der ersten Hälfte des Jahres kehrt die Sonne zu Punkt A zurück, wobei sie sich erst nach rechts und dann nach links bewegt. Während der zweiten Hälfte des Jahres scheint sich die Sonne von Punkt B wegzubewegen und wieder zu Punkt A zurückzukehren. Falls diese Bewegung nicht kompensiert bzw. ausgeglichen wird, ist der Sonnensegelausrichtungsfehler bzw. Sonnensegelmißweisungsfehler Null, falls die Sonne bei den Punkten A, B oder C bleibt. Falls sich jedoch die Sonne von der vertikalen Achse, die diese Punkte verbindet, wegbewegt, erscheint es wie eine Ost-West-Bewegung in Bezug auf die Sonnensegel. Dieser oszilierende Effekt reduziert die horizontale Umlaufbahnebene bei einer Amplitude von ungefähr 2,5º in einem Zeitraum von 6 Monaten, 2,5º sin(2L). Diese periodische Winkelrotation der Erde durch die Inklination führt zu einem Sonnensegelausrichtungsfehler ähnlich zu dem infolge der exzentrischen Umlaufbahn. Falls nicht kompensiert, werden die Sonnensegel der horizontalen Winkelbewegung der Sonne nicht folgen. In anderen Umlaufsbahnen bzw. Orbits können andere orbitale Effekte die scheinbare Bewegung der Sonne bestimmen.
• Zurückkehrend zu Figur 1, so ist es notwendig, um die richtige Orientierung eines jeden der Sonnensegel 16 und 17 zu bestimmen, um der Sonne 22 normal bzw. senkrecht gegenüberzustehen bzw. gegenüberzuliegen, derart, daß die Sonnenstrahlen 22 die Sonnensegel 16 und 17 im wesentlichen senkrecht treffen, als erstes den Winkel zwischen dem Satellitenkörper 12 und der Sonne 22 zu bestimmen. Um dies zu erreichen sind in einer bevorzugten Ausführungsform zwei Stampferfassungssonnensensoren enthalten. Insbesondere sind die Sonnensensoren sensitiv um die Stampfachse des Satelliten, wie durch die schattierten Bereiche 26 und 28 gezeigt, und geben bzw. liefern eine Einmal-pro-Tag-Messung des Satellitenstampfwinkels in Bezug auf die Sonne. Diese Stampferfassungssensoren werden ebenfalls verwendet, um die Lage des Satelliten relativ in Bezug auf seine Stampfachse zu bestimmen. Diese Sensoren besitzen Sichtfelder, wie durch die schattierten Bereiche 26 und 28 dargestellt, in der Ebene, die durch die Schlinger- und Stampfachsen des Satelliten definiert wird, und schauen entlang der positiven Schlingerachse des Satelliten. In einer Orbitkonfiguration besitzt einer dieser Sensoren sein Sichtfeld in der nördlichen Halbkugel der Erde und der andere Sensor hat sein Sichtfeld in der südlichen Halbkugel der Erde. In der in Figur 1 gezeigten Ausführungsform besitzen die Sensoren Sichtfeldoffsets von der Stampfachse von 15º. Der Offset ist wünschenswert, um den Satelliten 10 in die Lage zu versetzen, effektiv die Sonne zu lokalisieren, wenn der Satellit das erstemal in die Umlaufbahn bzw. den Orbit gebracht wird, durch Aufrechterhaltung der Halbkugelunterscheidung. Mit anderen Worten, die Sonne kann relativ in Bezug auf den Satelliten so positioniert sein, daß, falls die Sichtfelder der Sensoren keinen Offset von der Stampfachse aufweisen, die Sensoren nicht in der Lage wären zu sagen, in welcher Halbkugel die Sonne lokalisiert ist. In einer alternativen Ausführungsform könnte der Körper-Sonne-Winkel von einem auf einem Segel angebrachten Sonnensensor kontinuierlich gemessen werden. Zusätzlich könnte dieser Winkel ebenfalls für einige Stunden pro Tag unter Verwendung von auf dem Körper angebrachten Sonnensensoren mit Weitwinkelsichtfeldern gemessen werden.
• Es ist weiterhin notwendig, den Winkel zwischen dem Körper 12 des Satelliten 10 und jedem der Sonnensegel 16 und 17 zu bestimmen. In einer Ausführungsform wird die Position eines jeden der Segel 16 und 17 in Bezug auf den Satellitenkörper 12 verfolgt, indem man direkt die Schritte zählt, die ein Sonnensegelschrittantriebsservomechanismus macht (siehe Figur 3). Am Anfang wird der Körper-Segel-Winkelschätzwert von einer Messung mittels einer Bodenbefehlsstation initialisiert. In einer alternativen Ausführungsform ist es möglich, den Körper-Segel-Winkel unter Verwendung eines Potentiometers oder Koordinatenwandlers, wie es Fachleuten bekannt ist, zu bestimmen. Diese Anforderung wird wesentlich sein, falls der Sonnensegelantrieb einen kontinuierlichen Antriebsmechnismus anstatt eines Schrittservomechanismus aufweist.
• Während sich der Satellit auf einer Umlaufbahn bzw. einem Orbit um die Erde bewegt, propagiert der Körper-Segel- Winkel des Satelliten mit der Umlaufgeschwindigkeit gemäß der folgenden Gleichung:
• wobei bw der Körper-Segel-Winkelschätzwert (k+1 repräsentiert das nächste Zeitintervall in Bezug auf das k-te Zeitintervall), ω&sub0; die Satellitenrotationsgeschwindigkeit in Bezug auf die Sonne und Ts die Propagationsperiode der Umlaufbahn bzw. des Orbits ist.
• Da die Sonnensensormessungen von den Sonnensensoren einmal pro Orbit verfügbar gemacht werden, wird der Körper- Segel-Winkelschätzwert nach der folgenden Gleichung aktualisiert:
• bw E bw + KΘ [βss - bw]
• wobei βss die Sonnensensorposition in Bezug auf den Satellitenkörper 12 und KΘ ein Korrekturzuwachs ist.
• In einer besonderen Ausführungsform hat KΘ einen voreingestellten Zuwachs von Eins, und wenn folglich eine neue Sensormessung verfügbar gemacht wird, wird bw auf den neuen gemessenen Wert βss zurückgesetzt. Falls der Sonnensensor rauschbehaftet ist, kann KΘ eingestellt werden, um Filterung bereitzustellen.
• Wenn man sich nun Figur 3 zuwendet, so ist dort der Satellit 10 in einer etwas anderen Darstellung als der von Figur 1 gezeigt. In Figur 3 sind die verschiedenen Mechanismen gezeigt, um die richtige Segelorientierung zu berechnen. Die Satellitendynamik 30 repräsentiert den Körper 12 des Satelliten 10. Das Sonnennordsegel 16 und Sonnensüdsegel 17 werden hier gezeigt, wie sie von einem Sonnennordsegelantrieb 32 bzw. einem Sonnensüdsegelantrieb 34 kontrolliert bzw. gesteuert werden. Wie oben diskutiert, dedektieren die Sonnensensoren die Position der Sonne relativ in Bezug auf die Satellitenlage einmal pro Umlaufbahn bzw. Orbit. Diese Sonne-Körper-Messung wird an einen Sonnenverfolgungsschätzer 36 ausgegeben, der den Sonne-Körper-Winkelschätzwert bs bestimmt. Der Körper-Sonne-Winkelschätzwert bs wird mittels des Algorithmus wie oben diskutiert aktualisiert. Ebenso wird die nördliche und südliche Körper-Segel-Messung von jeder der Sonnennord- und Sonnensüdsegelantriebsvorrichtungen 32 und 34 genommen und an die entsprechenden Nord- und Südsegelregelsysteme übergeben. Hier ist der Nordsegelregler 38 einschließlich der Hauptsystemkomponenten gezeigt. Der Südsegelregler 40 ist nur in Kastenform gezeigt. Es versteht sich, daß er die identischen Komponenten zu jenen des Nordsegelreglers 38 enthält.
• Der Nordsegelregler 38 weist einen Segelschätzer 42 auf, der das Signal Nbw als die Änderung in der Position des Körpers 12 des Satelliten 10 zu dem Nordsegel 16 empfängt. Ein Körper-Segel-Winkelschätzwert wird in dem Segelschätzer 42 abgeleitet und ergibt einen Wert von bw, und wird durch Nbw aktualisiert, jedesmal wenn dem Sonnensegelantriebsmechanismus neue Schritte befohlen werden, wie oben diskutiert. Der Körper-Sonne-Winkelschätzwert bs wird von den Körper-Segel-Winkelschätzwert bw subtrahiert, was die geschätzte Position des Sonnennordsegels 16 in Bezug auf die Sonne 22 ergibt, dargestellt bzw. bezeichnet als sw. Dieser geschätzte Offset wird mit dem erwünschten Offset von dem Biasbefehl bzw. Biassteuersignal verglichen, um einen Offset-Fehler Θerr zu berechnen. Der Offset-Fehler Θerr wird an einen Geschwindigkeitszuwachsalgorithmus 44 übergeben, der einen Segelbefehl bzw. ein Segelsteuersignal ωcmd ableitet, um das Segel zu bewegen. Der Algorithmus in diesem Beispiel ist ωcmd = cw Θerr + ωsd, wobei ωsd die Geschwindigkeit der Sonne und cw eine Proportionalitätskonstante ist, um die Amplitude des Fehlersignals proportional zu erhöhen. Auf diese Weise wird das Befehlsignal ωcmd erzeugt als die Sonnengeschwindigkeit plus das geeignete Fehlersignal als der Körper-Sonne-Winkelschätzwert minus dem Körper-Segel-Winkelschätzwert.
• Typischerweise wird dieses Segelbefehlssignal ωcmd jenseits der Grenzen der Geschwindigkeit des Segelantriebsmechanismus sein, und folglich wird der Segelbefehl ωcmd an eine Geschwindigkeitsbegrenzervorrichtung 46 übergeben, die die Geschwindigkeit begrenzt, mit der das Segel bewegt wird. Bei den obigen Zuwächsen bewirkt typischerweise jeder Winkel-Offset über 0,1º, daß die maximale Geschwindigkeit befohlen wird. Folglich, auch wenn die Steuer- bzw. Regelgeschwindigkeit als ein linearer Zuwachs mal dem Fehler berechnet wird, macht das System jeden merklichen Fehlerwinkel bei der maximalen befohlenen Schrittgeschwindigkeit zu Null. Auch wenn es eine vollständige Umlaufbahn bzw. Orbit braucht, um den Segel-Sonne-Schätzwert zu aktualisieren, wird der Segelwinkelfehler fast sofort zu Null gemacht, nachdem die aktualisierte Information empfangen wurde.
• Von der Geschwindigkeitsbegrenzervorrichtung 46 wird der Segelgeschwindigkeitsbefehl ωcmd an eine Integratorvorrichtung 48 übergeben, der den linearen Segelbefehl in einen Winkel-Befehl umwandelt. Wie es gezeigt ist, wird die Integrationsvorrichtung 48 mittels des Segelpositionsänderungssignals Nbw aktualisiert. Der Winkel-Segelbefehl wird dann an einen Schrittmotorservoalgorithmus 50 übertragen, in dem der Schrittmotorservoalgorithmus 50 den Segelgeschwindigkeits-Winkelbefehl empfängt und ihn in eine Schrittbewegung umwandelt, um die Nordsegelservoantriebsvorrichtung 32 anzutreiben. Zusätzlich wird der Servobefehl an einen Akkumulator 54 übertragen, um die Position des Segels dauernd zu verfolgen, indem die Schritte gezählt werden, die der Servo der Servoantriebsvorrichtung befiehlt.
• Wie es offensichtlich ist, ist ein Schalter 52 zwischen der Integrationsvorrichtung 48 und dem Schrittmotorservoalgorithmus 50 positioniert. Im normalen Betrieb ist der Schalter 52 geschlossen, so daß ein Schrittbefehl, wie er durch eine Zumessungsvorrichtung 56 befohlen wird, nicht ins Spiel kommt. Wenn der Schalter 52 jedoch geöffnet ist, kann eine Bodenstation den Segeln befehlen, in eine erwünschte Position geschwenkt zu werden. Dieses Konzept wird detaillierter unten diskutiert werden. Man wird erkennen, daß der Südsegelregler 40 auf die selbe Weise operiert und folglich nicht im Detail erklärt werden muß.
• Die oben beschriebene Implementation für den Kompensationsalgorithmus war eine zeitdiskrete Implementation unter Verwendung eines Schätzer-Regler-Formats und impliziter Verwendung eines Digitalcomputers. Auf diese Weise gab es im wesentlichen einen zeitdiskreten Schätzer (oder Beobachter) erster Ordnung für bs und nur einen Akkumulator für bw. Jedoch gibt es mehrere alternative Implementationsvariationen. Erstens, diese Kompensation könnte ebenfalls mit Analogelektronik erreicht werden. Auf diese Weise würde der Körper-Sonne-Winkel in kontinuierlicher Zeit propagiert werden nach:
• bw = ω&sub0;.
• In einer anderen alternativen Implementation könnte die Ordnung der Kompensation erhöht werden. Insbesondere könnten die Körper-Segel- und Körper-Sonne-Beobachter jeweils zwei Zustände für Winkel- und Geschwindigkeitsschätzwerte aufweisen. Die Kontrolle bzw. Regelung würde dann als eine gewichtete Summe von Winkel- und Geschwindigkeitsfehlern berechnet werden. Dies ist äquivalent dazu, einen Phasenvoreilungsterm in der Kompensierungsvorrichtung einzuschließen. Schließlich muß die Kompensation nicht notwendigerweise im Beobachter-Regler-Format implementiert werden. Es ist möglich, daß diese Kompensation in einem allgemeineren Übertragungsfunktionsformat implementiert werden könnte.
• Zusätzlich zu dem Sonnenverfolgungsmodus, den der Sonnensegelregelalgorithmus wie oben diskutiert aufweist, weist der Sonnensegelregelalgorithmus zwei weitere Modi auf. Ersten, die Sonnensegel können direkt mittels Bodenbefehle gesteuert werden. In diesem Modus wird eine Anzahl von Schritten, die sich der Segelantriebsmechanismus bewegen soll, befohlen. Der Schrittmotorservo mißt dann der Motorantriebsvorrichtung die Schritte zu, bis sich das Segel zu der bzw. in die erwünschte Position bewegt hat. Dieser Bodenbefehlsdirektmodus kann beispielsweise verwendet werden, um die Segel zu ± 180º zu steuern bzw. zu lenken, wenn man den Satelliten für eine Langzeitspeicherung einrichtet nachdem ein Versagen vorgekommen ist. Ein zweiter Modus ist ein Ost-Ausrichtungs bzw. -Zeigemodus. Wenn die anfänglichen Erfassungen durchgeführt werden, werden die Sonnensegel so gelenkt bzw. gesteuert werden, daß sie zu der Ostseite des Satelliten zeigen. Dies ist um sicherzustellen, daß nach der Sonnenerfassung durch die nach Osten zeigenden Gier- und Stampf-Sonnensensoren die Sonnensegel in Richtung der Sonne zeigen bzw. ausgerichtet sein werden. Die Sonnensegel werden unter Verwendung eines Segel-Körper-Potentiometers als einer Referenz gesteuert bis die nach Osten zeigende Orientierung erreicht ist.
• Die vorhergehende Diskussion offenbart und beschreibt nur beispielhafte Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung.

Claims (8)

1. Ein System, um eine erwünschte Orientierung wenigstens eines Sonnensegels (16; 17) eines sich auf einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten (10) relativ in Bezug auf die Sonne (22) beizubehalten, wobei der Satellit (10) einen Satellitenkörper (12; 30) aufweist, und wobei das System aufweist:

Eine Antriebseinrichtung (32, 34), um das wenigstens eine Sonnensegel (16; 17) anzutreiben, dadurch gekennzeichnet, daß

der Satellitenkörper (12; 30) wenigstens einen Sonnenschlitzsensor aufweist, um einen gemessenen Satellitenkörper-Sonne-Winkel βsun einmal pro Umlauf des Satelliten (10) bereitzustellen; und desweiteren gekennzeichnet durch

eine Sonnenverfolgungsschätzeinrichtung (36), um die Position des Satellitenkörpers (12; 30) relativ in Bezug auf die Sonne (22) zu schätzen, um einen Körper- Sonne-Winkel bs abzuleiten;

eine Segelschätzeinrichtung (42), um die Position des wenigstens eines Sonnensegels (16; 17) relativ in Bezug auf den Satellitenkörper (12; 30) zu schätzen, um einen Körper-Segel-Winkel bw abzuleiten;

eine Subtraktionseinrichtung, um den Schätzwert der Position des Satellitenkörpers (12; 30) zu der Sonne (22) von dem Schätzwert der Position des Satellitenkörpers (12; 30) zu dem wenigstens einen Sonnensegel (16; 17) abzuziehen, um ein Fehlersignal Θerr zu bekommen; und

eine Regeleinrichtung (44, 46, 48, 50, 52), um ein Regelsignal relativ in Bezug auf das Fehlersignal Θerr bereitzustellen, um der Antriebseinrichtung (32, 34) zu befehlen, das wenigstens eine Segel (16; 17) zu bewegen, um die Sonne (22) zu verfolgen; und

wobei der abgeleitete Körper-Sonne-Winkel bs einmal pro Umlauf des Satelliten (10) mit dem gemessenen Körper-Sonne-Winkel βsun aktualisiert wird.

2. Das System gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der wenigstens eine Sonnensensor zwei Sensoren umfaßt, wobei die zwei Sensoren entlang einer Satellitenstampfachse orientiert sind, die im wesentlichen senkrecht auf der Ebene der Umlaufbahn des Satelliten (10) steht, und wobei die zwei Sensoren ein Sichtfeld (26, 28) in einer Ebene aufweisen, die durch die Satellitenstampfachse und eine Satellitenschlingerachse definiert wird.

3. Das System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß einer der zwei Sensoren sein Sichtfeld in der nördlichen Halbkugel der Erde (20) und der andere der zwei Sensoren sein Sichtfeld in der südlichen Halbkugel der Erde (20) hat.

4. Das System gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Regeleinrichtung (44, 46, 48, 50, 52) eine Geschwindigkeitszuwachseinrichtung (44) aufweist, um das Fehlersignal Θerr mit einer Proportionalitätskonstante zu beaufschlagen und zu einer vorbestimmten Geschwindigkeit der Sonne (22) zu addieren, um das Regelsignal zu bekommen, und eine Integrationseinrichtung (48), um das Regelsignal von einer Geschwindigkeitsbegrenzereinrichtung (46) in einen Winkel-Befehl umzuwandeln, mit dem die Antriebseinrichtung (32, 34) beaufschlagt werden soll.

5. Das System gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, das desweiteren eine Bodenbefehlseinrichtung (52, 56) aufweist, um ein Bodenbefehlssignal weiterzuleiten, um die Regeleinrichtung (44, 46, 48, 50, 52) auszuschalten, derart, daß die Bodenbefehlseinrichtung die Antriebseinrichtung (32, 34) mit dem Befehl beaufschlagt, um das wenigstens eine Sonnensegel (16; 17) anzutreiben.

6. Ein Verfahren, um eine erwünschte Orientierung eines Sonnensegels (16; 17) eines sich auf einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten (10) relativ in Bezug auf die Sonne (22) beizubehalten, wobei das Verfahren dadurch charakterisiert ist, das es die folgenden Verfahrensschritte aufweist:

Schätzen der Position eines Körpers (12; 30) des Satelliten (10) relativ in Bezug auf die Sonne (22);

Schätzen der Position des Sonnensegels (16; 17) relativ in Bezug auf den Körper (12; 30);

Subtrahieren der geschätzten Position des Körpers (12; 30) relativ in Bezug auf die Sonne (22) von der geschätzten Position des Körpers (12; 30) relativ in Bezug auf das Segel (16; 17), um ein Fehlersignal Θerr zu bekommen;

Antreiben des Segels (16; 17), um die Sonne (22) als Reaktion auf das Fehlersignal Θerr zu verfolgen;

Detektieren der Position des Körpers (12; 30) relativ in Bezug auf die Sonne (22) einmal pro Umlauf des Satelliten (10) mittels eines auf dem Körper (12; 30) angebrachten Sonnensensors; und

Aktualisieren der geschätzten Position des Körpers (12; 30) relativ in Bezug auf die Sonne (22) mit der detektierten Position des Körpers (12; 30) relativ in Bezug auf die Sonne (22).

7. Das Verfahren gemäß Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Schätzens der Position des Körpers (12; 30) relativ in Bezug auf die Sonne (22) den Schritt des Positionierens von zwei Sensoren auf dem Körper (12; 30) des Satelliten (10) aufweist, um die Position der Sonne einmal pro Umlauf des Satelliten (10) zu detektieren, wobei ein Sensor ein Sichtfeld in der nördlichen Halbkugel der Erde (20) und der andere Sensor ein Sichtfeld in der südlichen Halbkugel der Erde (20) aufweist, und wobei beide Sichtfelder (26, 28) in einer Satellitenstampfachse und Satellitenschlingerachse liegen.

8. Das Verfahren gemäß Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Antreibens des Segels (16; 17) die folgenden Schritte aufweist:

Beaufschlagen eines Geschwindigkeitszuwachssystems (44) mit dem Fehlersignal Θerr, um aus einer vorbestimmten Geschwindigkeit der Sonne (22) plus dem Fehlersignal mal einer Proportionalitätskonstante eine befohlene Segelgeschwindigkeit zu bekommen;

Beaufschlagen eines Geschwindigkeitsbegrenzers (46) mit der befohlenen Segelgeschwindigkeit, um die befohlene Geschwindigkeit auf einen passenden Wert zu begrenzen, der geeignet ist, mittels eines Mechanismus' (32, 34), der das Segel (16; 17) antreibt, gehandhabt zu werden; und

Beaufschlagen eines Integrators (48) mit der befohlenen Segelgeschwindigkeit von dem Geschwindigkeitsbegrenzer (46), um einen Segelgeschwindigkeitsbefehl in einen Segelgeschwindigkeits-Winkelbefehl umzuwandeln.